RU2444716C1 - Propeller aerodynamic model vane and method of its fabrication - Google Patents
Propeller aerodynamic model vane and method of its fabrication Download PDFInfo
- Publication number
- RU2444716C1 RU2444716C1 RU2010133598/28A RU2010133598A RU2444716C1 RU 2444716 C1 RU2444716 C1 RU 2444716C1 RU 2010133598/28 A RU2010133598/28 A RU 2010133598/28A RU 2010133598 A RU2010133598 A RU 2010133598A RU 2444716 C1 RU2444716 C1 RU 2444716C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- spar
- tail section
- profile
- polymer coating
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
изобретение относится к конструкции лопастей, в частности аэродинамических моделей воздушных винтов для испытаний в аэродинамических трубах.The invention relates to the design of blades, in particular aerodynamic models of propellers for testing in wind tunnels.
При создании перспективных образцов воздушных винтов, в частности несущих винтов вертолетов, возникает несколько сложных проблем. Одна из них заключается в том, что каждый новый воздушный винт приходится испытывать на действующем летательном аппарате, который часто не может обеспечить условия обдува винта набегающим воздушным потоком со скоростью, превышающей скорость, которую можно достичь в реальных условиях. Другая проблема заключается в том, что все новейшие воздушные винты изготавливаются по отработанной серийной технологии, предполагающей длительный, иногда многолетний процесс изготовления крупногабаритной оснастки. При этом на лопастях, выполненных по серийной технологии, нельзя изменять геометрию профиля и управлять массовыми и центровочными характеристиками в широком диапазоне. Очередная проблема заключается в том, что новые воздушные винты реальных размеров выполняются с коэффициентом запаса, равным или большим 2, так как коэффициент запаса больше 2 приводит к резкому увеличению веса лопастей и требует большей мощности для их вращения. Все эти проблемы приводят к тому, что создание новейших образцов воздушных винтов превращается в длительный и трудозатратный процесс.When creating advanced samples of propellers, in particular rotors of helicopters, several complex problems arise. One of them is that each new propeller has to be tested on an operating aircraft, which often cannot provide the conditions for blowing the propeller with an incoming air stream at a speed exceeding the speed that can be achieved in real conditions. Another problem is that all the latest propellers are manufactured according to proven serial technology, which involves a lengthy, sometimes many years, process of manufacturing large equipment. At the same time, on blades made using serial technology, it is impossible to change the profile geometry and control the mass and centering characteristics in a wide range. Another problem is that new propellers of real sizes are made with a safety factor equal to or greater than 2, since a safety factor of more than 2 leads to a sharp increase in the weight of the blades and requires more power for their rotation. All these problems lead to the fact that the creation of the latest samples of propellers turns into a long and labor-intensive process.
Ускорить технологию создания и испытания новейших конструкций воздушных винтов можно путем перехода на конструкцию уменьшенной модели воздушного винта и применить способ относительно быстрого изготовления малых серий лопастей воздушных винтов для испытания в аэродинамических трубах. Сегодня уровень техники изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов имеет тенденцию к максимальному внедрению полимерных композиционных материалов (ПКМ), позволяющих реализовать совершенную аэродинамику, любую геометрическую форму и более продолжительный ресурс работы, чем у цельнодеревянных или металлических лопастей. Лопасти из ПКМ становятся аэродинамически совершенными, более легкими, надежными, позволяют экономить мощность аэродинамической установки, изготавливаются модели новейших воздушных винтов в пять-десять раз быстрее, чем реальные лопасти. Аэродинамическая модель воздушного винта, оснащенная подобными лопастями, становится более безопасной в процессе проведения эксперимента, так как изготавливается с повышенным коэффициентом запаса прочности.It is possible to speed up the technology for creating and testing the latest designs of propellers by switching to the design of a reduced model of propellers and apply the method of relatively quick manufacture of small series of propeller blades for testing in wind tunnels. Today, the level of technology for the manufacture of blades for aerodynamic models of propellers tends to the maximum introduction of polymer composite materials (PCM), which allow for perfect aerodynamics, any geometric shape and a longer service life than solid wood or metal blades. PCM blades become aerodynamically perfect, lighter, more reliable, allow you to save the power of the aerodynamic installation, the latest propeller models are made five to ten times faster than real blades. The aerodynamic model of a propeller equipped with such blades becomes more secure during the experiment, as it is manufactured with an increased safety factor.
Так как аналогов лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов диаметром от 2000 до 5000 мм нет, то сравнение проводилось с аналогами натурных лопастей вертолетов.Since there are no analogues of the blades of aerodynamic models of propellers with a diameter of 2000 to 5000 mm, a comparison was made with analogues of full-size blades of helicopters.
Известна конструкция лопасти вертолета (патент US №5,346,367 от 13.09.1994, МПК B63H 1/26; B63H 6/06; B63H 7/02; F01D 5/13), включающая лонжерон из ПКМ, хвостовой и центральный отсек из сотопласта, обшивки из ПКМ, балансировочный груз. Лопасть вертолета (патент US №4,935,277 от 19.06.1990, МПК B32B 3/26; B64C 11/06) включает в себя лонжерон из ПКМ, хвостовой и центральный отсек из пенопласта, обшивки из ПКМ, продольные стрингеры из ПКМ, балансировочный груз, противоабразивную накладку. Известна также лопасть вертолета (патент US №5,041,182 от 20.08.1991, МПК B29C 65/02), включающая в себя лонжерон, заполненный легким материалом, хвостовую секцию, содержащую обшивки из ПКМ и заполнитель из пенопласта, балансировочный груз.A known design of the helicopter blade (US patent No. 5,346,367 from 09/13/1994, IPC B63H 1/26;
Недостатками этих конструкций являются невозможность управлять весовыми характеристиками при изготовлении лопасти, искусственно вводить лопасть во флаттер, изменять профиль лопасти и геометрию лопасти в плане.The disadvantages of these designs are the inability to control the weight characteristics in the manufacture of the blade, artificially insert the blade into the flutter, change the profile of the blade and the geometry of the blade in plan.
Лопасть вертолета (патент US №3,967,996 от 06.07.1976, МПК B29C 17/00; B29C 27/00; B64C 27/04) включает в себя лонжерон из ПКМ, обшивки из ПКМ, балансировочный груз, противоабразивную накладку, хвостовой заполнитель из сотопласта.The helicopter blade (US patent No. 3,967,996 dated 07/06/1976, IPC B29C 17/00; B29C 27/00; B64C 27/04) includes a PCM spar, PCM casing, balancing weight, anti-abrasion pad, and honeycomb tail filler.
Лопасть вертолета (патент US №4,316,701, от 23.02.1982, МПК B64C 27/46) содержит лонжерон из ПКМ, обшивки из ПКМ, балансировочный груз, абразивную накладку, хвостовой заполнитель из сотопласта.The blade of the helicopter (US patent No. 4,316,701, 02/23/1982, IPC B64C 27/46) contains a PCM spar, PCM casing, balancing weight, abrasive pad, and tail filler made of honeycomb.
Недостатками этих лопастей являются невозможность управлять весовыми характеристиками при изготовлении лопасти, искусственно вводить лопасть во флаттер, изменять профиль лопасти и геометрию лопасти в плане, для определения прочности комлевой части каждой лопасти сложно изготовить «образцы свидетели».The disadvantages of these blades are the inability to control the weight characteristics in the manufacture of the blade, to artificially insert the blade into the flutter, to change the profile of the blade and the geometry of the blade in plan, to determine the strength of the butt portion of each blade it is difficult to produce “witness samples”.
Известна лопасть (патент РФ №2230004 от 10.06 2004, МПК B64C 27/46), выполненная из ПКМ в виде полого лонжерона из ПКМ, с носовым грузом, хвостовой секцией и законцовкой. Недостаток лопасти - невозможно искусственно вводить лопасть во флаттер, изменять профиль лопасти и геометрию лопасти в плане.Known blade (RF patent No. 2230004 dated 06/10/2004, IPC B64C 27/46) made of PCM in the form of a hollow spar made of PCM, with a nose load, tail section and tip. The disadvantage of the blade - it is impossible to artificially insert the blade into the flutter, to change the profile of the blade and the geometry of the blade in the plan.
Наиболее близкой к разработанной лопасти аэродинамической модели является лопасть (патент FR №2776263 от 30.04.1997, МПК B29C 70/48, B29D 31/100; B64C 27/473; B29C 70/04), включающая в себя лонжерон из ПКМ, хвостовую секцию из пенопласта, обшивки из ПКМ, верхнюю полку из ПКМ, балансировочный груз, носовую противоабразивную оковку.Closest to the developed aerodynamic model blade is a blade (patent FR No. 2777263 dated 04/30/1997, IPC B29C 70/48, B29D 31/100; B64C 27/473; B29C 70/04), including a PCM spar, a tail section foam, PCM casing, PCM top shelf, balancing load, nose anti-abrasive shackle.
Недостатками данной лопасти являются невозможность искусственно вводить лопасть во флаттер, изменять профиль лопасти и геометрию лопасти в плане.The disadvantages of this blade are the inability to artificially insert the blade into the flutter, to change the profile of the blade and the geometry of the blade in the plan.
Известен способ изготовления лопасти, приведенный в патенте №1827982, от 20.05.1995, МПК B64F 5/00; B64C 11/26, заключающийся в создании профиля лопасти путем послойной укладки одним препрегом всего объема профиля лопасти.A known method of manufacturing a blade described in patent No. 1827982, from 05.20.1995, IPC
Недостатками данного способа являются использование раскроя каждого слоя препрега для заполнения всего объема профиля лопасти, что не позволяет изменять центр тяжести лопасти и может привести к пятикратному утяжелению готового изделия, повышению центробежной силы и поломке винтового прибора в условиях эксперимента.The disadvantages of this method are the use of cutting each layer of the prepreg to fill the entire volume of the blade profile, which does not allow changing the center of gravity of the blade and can lead to a fivefold weighting of the finished product, an increase in centrifugal force and breakage of the screw device under experimental conditions.
Способ изготовления лопасти, приведенный в патенте №2043953, от 20.09.1995, МПК B64F 5/00; B64C 27/46, заключающийся в использовании эластичных мешков и металлических пластин для образования средней стенки между передней и задней камерами лонжерона лопасти, образованного из слоистого полимерного композиционного материала в виде внутренних и наружных пакетов.A method of manufacturing a blade described in patent No. 2043953, from 09.20.1995, IPC
Недостатками данного способа являются использование эластичных мешков, создающих при помощи сжатого воздуха избыточное давление, металлических пресс-форм и оправок для формирования наружных и внутренних пакетов лонжерона, что приводит к длительному подготовительному этапу, связанному с изготовлением технологической оснастки сложной конструкции, настройке режимов давления, вакуумирования и выдержки пакетов, созданию системы подачи сжатого воздуха в эластичные мешки и, как следствие, к удорожанию процесса изготовления лопастей малой серии.The disadvantages of this method are the use of elastic bags that create excess pressure using compressed air, metal molds and mandrels to form the outer and inner spar packages, which leads to a lengthy preparatory stage associated with the manufacture of technological equipment of complex design, setting pressure modes, and vacuum and holding the bags, creating a system for supplying compressed air to elastic bags and, as a result, there is little cost for manufacturing the blades series.
Наиболее близким по технической сущности к данному изобретению является способ изготовления лопасти, описанный в патенте US №5,041,182, 20.08.1991, МПК B29C 65/02, заключающийся в использовании одной пресс-формы, в полость которой сначала устанавливаются технологические обшивки с технологическим вкладышем хвостовой секции, использующиеся при формовании геометрии лонжерона. Затем технологические обшивки и технологический вкладыш хвостовой секции удаляются из матриц пресс-формы, а на их место в пресс-форму закладываются отформованный лонжерон, отформованные обшивки хвостовой секции и профилированный вкладыш хвостовой секции. На лонжерон, обшивки и вкладыш наносится клей и вся конструкция склеивается в замкнутой пресс-форме.The closest in technical essence to this invention is a method of manufacturing a blade described in US patent No. 5,041,182, 08/20/1991, IPC B29C 65/02, which consists in using one mold, in the cavity of which technological linings are first installed with the technological liner of the tail section used in molding the geometry of the spar. Then, the technological casing and the technological insert of the tail section are removed from the mold matrices, and the molded spar, the formed casing of the tail section and the profiled insert of the tail section are laid in their place in the mold. Glue is applied to the spar, casing and liner and the whole structure is glued in a closed mold.
Недостатками данного метода являются использование технологического вкладыша, выполненного в виде аналогичного по геометрии заполнителя хвостовой секции, а также технологических обшивок, компенсирующих толщину реальных обшивок при размещении на них технологического вкладыша в процессе формования лонжерона, что увеличивает количество элементов технологической оснастки, повышает ее сложность и приводит к удорожанию процесса изготовления лопастей малой серии.The disadvantages of this method are the use of a technological liner made in the form of a tail section filler similar in geometry, as well as technological linings that compensate for the thickness of real linings when placing a technological liner on them during molding of the spar, which increases the number of tooling elements, increases its complexity and leads to to an increase in the cost of the manufacturing process of small series blades.
Задачами изобретения являются - сокращение сроков и стоимости изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов и повышение их прочностных характеристик.The objectives of the invention are to reduce the time and cost of manufacturing the blades of aerodynamic models of propellers and increase their strength characteristics.
Технический результат заключается в возможности изменения положения центра тяжести, длины хорды, координат профиля лопасти, в увеличении коэффициента запаса прочности и регулировании положения оси жесткости.The technical result consists in the possibility of changing the position of the center of gravity, the length of the chord, the coordinates of the blade profile, in increasing the safety factor and adjusting the position of the stiffness axis.
Технический результат достигается тем, что в способе изготовления лопасти, заключающимся в изготовлении обшивок из полимерного материала, носовой накладки, лонжерона, заполнителя хвостовой секции, законцовки, концевой нервюры, носового наплыва с последующей склейкой всех элементов в единую конструкцию в замкнутой форме и нанесении на внешнюю поверхность полимерного покрытия, при этом обшивки изготавливают многослойными сложной формы с усилениями в районе установки лонжерона путем увеличения количества слоев, при этом при создании полимерного композиционного материала вес связующего не превышает веса стеклоткани, а лонжерон изготавливается из материалов, пригодных для фрезерования, после чего к задней стенке лонжерона устанавливается накладка, кроме того, в заполнителе хвостовой секции делают отверстия заданного диаметра, количества и месторасположения, затем поверхность лопасти покрывают специальным полимерным покрытием заданной толщины, после чего на внешнюю поверхность лопасти наносят разметку контрольных сечений в виде линий, расположенных на определенном расстоянии от центра вращения, а для визуализации конуса вращения законцовку окрашивают или устанавливают световое обозначение.The technical result is achieved by the fact that in the method of manufacturing the blades, which consists in the manufacture of casing made of a polymeric material, a nose pad, a spar, a filler of the tail section, a tip, an end rib, a nasal influx, followed by gluing all the elements into a single structure in a closed form and applied to the outside the surface of the polymer coating, while the casing is made of multilayer complex shape with reinforcements in the area of installation of the spar by increasing the number of layers, while creating of the composite material, the weight of the binder does not exceed the weight of the fiberglass, and the spar is made of materials suitable for milling, after which an overlay is installed on the rear wall of the spar, in addition, holes of a given diameter, quantity and location are made in the filler of the tail section, then the surface of the blade is covered with a special polymer coating of a given thickness, after which the control sections are marked on the outer surface of the blade in the form of lines located on a definitely distance from the center of rotation, and to render the rotation of the cone ending stained or mounted light designation.
Технический результат достигается также тем, что на задней кромке устанавливают грузы, провоцирующие флаттер.The technical result is also achieved by the fact that loads provoking flutter are installed on the trailing edge.
Технический результат достигается также тем, что изменяют положение центра тяжести лопасти путем изменения веса противофлаттерного груза, для чего устанавливают на передней кромке лопасти дополнительные профильные носовые вкладыши и дополнительные противофлаттерные грузы и наносят дополнительное полимерное покрытие.The technical result is also achieved by changing the position of the center of gravity of the blade by changing the weight of the anti-flutter load, for which additional profile nose inserts and additional anti-flatter weights are installed on the leading edge of the blade and an additional polymer coating is applied.
Технический результат достигается также тем, что переднюю и заднюю кромки лопасти обрезают, на задней кромке устанавливают дополнительные вкладыши, а на переднюю наносят дополнительное полимерное покрытие.The technical result is also achieved by the fact that the front and rear edges of the blades are cut off, additional liners are installed on the rear edge, and an additional polymer coating is applied to the front edge.
Технический результат достигается также тем, что изменяют координаты профиля лопасти в любом сечении путем изменения толщины полимерного покрытия до 5% толщины профиля.The technical result is also achieved by changing the coordinates of the profile of the blade in any section by changing the thickness of the polymer coating to 5% of the thickness of the profile.
Технический результат достигается также тем, что в лопасти модели воздушного винта, содержащей обшивки, лонжерон, носовую секцию с накладкой и противофлаттерным грузом, хвостовую секцию с законцовкой и хвостовой нервюрой и заполнитель, обшивки имеют усиления толщиной от 0,02 до 0,06 Влоп, где Влоп - средняя хорда лопасти, шириной от 0,3 до 0,5 Влоп, длиной, равной длине лопасти в районе установки лонжерона, содержащего накладку на задней стенке и состоящего из двух типов материалов, имеющих соотношение плотностей легкого материала к тяжелому в пределах 1÷8, а противофлаттерные грузы представляют собой стержни различного диаметра длины и плотности, при этом заполнитель хвостовой секции из вспененного полимерного материала содержит отверстия заданного диаметра, количества и месторасположения, причем задняя кромка лопасти в месте установки лонжерона имеет утолщение с крепежными отверстиями, полимерное покрытие лопасти имеет заданную толщину и вес, а конец лопасти имеет световое или цветовое обозначение.The technical result is also achieved in that the model of the propeller blades, comprising a casing, spar, nose section with cover plate and protivoflatternym load, ending with a tail section and tail rib, and a filler, have a plating thickness amplification from 0.02 to 0.06 V Lop where V lop is the middle chord of the blade, with a width of 0.3 to 0.5 V lop , with a length equal to the length of the blade in the installation area of the spar containing the overlay on the back wall and consisting of two types of materials having the ratio of the densities of light material to heavy at within 1 ÷ 8, and antiflatter loads are rods of various diameters of length and density, while the tail section filler made of foamed polymeric material contains holes of a given diameter, quantity and location, and the rear edge of the blade at the spar installation site has a thickening with mounting holes, polymer the blade coating has a predetermined thickness and weight, and the end of the blade has a light or color designation.
Фиг.1. Общий вид лопасти аэродинамической модели воздушного винта.Figure 1. General view of the blades of an aerodynamic model of a propeller.
Фиг.2. Общий вид технологической оснастки и основных элементов аэродинамической модели лопасти воздушного винта.Figure 2. General view of the technological equipment and the basic elements of the aerodynamic model of the propeller blade.
Фиг.3. Конструкция лопасти аэродинамической модели воздушного винта.Figure 3. The design of the blades of the aerodynamic model of the propeller.
Фиг.4. Схема изменения профиля лопасти аэродинамической модели воздушного винта.Figure 4. Scheme for changing the profile of the blade of an aerodynamic model of a propeller.
Лопасть аэродинамической модели воздушного винта (ЛАМВВ) 1 предназначена для установки на специальной втулке винтового прибора 2 в рабочей части аэродинамической трубы и приводится во вращение электрическим двигателем (фиг.1).The blade of the aerodynamic model of the propeller (LAMVV) 1 is intended for installation on a special sleeve of the screw device 2 in the working part of the wind tunnel and is driven by an electric motor (Fig. 1).
Способ изготовления лопасти 1 (фиг.2) заключается в предварительном формовании из эпоксидного стеклопластика двух обшивок 3 и 4 в открытых матрицах пресс-формы 5; предварительном формовании в закрытой пресс-форме 6 нескольких секций носовой накладки 7; в механической обработке на станке с ЧПУ лонжерона 8, заполнителя хвостовой секции 9, законцовки 10, концевой нервюры 11, носового наплыва 12. Затем в замкнутой пресс-форме 5, располагая между определенными участками обшивок, вклеивают на клеевой массе носовой противофлаттерный груз 13 в виде металлических стержней разной длины и диаметра, носовой наплыв 12, лонжерон 8, заполнитель хвостовой секции 9. После этого устанавливают носовую накладку 7, законцовку 10, корневую нервюру 11, наносят внешнее покрытие 14 контролируемой толщины, законцовку окрашивают контрастным цветом, наносится контрольная разметка и сверлятся отверстия под втулки наконечника 15, вклеивают балансировочные грузы 16 (сечение Д-Д, фиг.3) и грузы, провоцирующие флаттер, 17 (сечение В-В, фиг.3). Готовое перо лопасти собирают с наконечником и проводят балансировку на определение центра тяжести каждой лопасти и одинакового статического момента всего комплекта лопастей аэродинамической модели воздушного винта.A method of manufacturing a blade 1 (figure 2) consists in pre-molding from epoxy fiberglass of two
В предлагаемой лопасти имеется возможность изменения веса противофлаттерного груза, изменения веса грузов, провоцирующих флаттер, веса слоя внешнего покрытия поверхности, а также возможность изменения длины хорды и координат профиля в любом сечении.In the proposed blade there is the possibility of changing the weight of the anti-flatter cargo, changing the weight of the goods provoking flutter, the weight of the outer surface coating layer, as well as the possibility of changing the chord length and profile coordinates in any section.
С помощью предложенного способа изготавливают основные элементы ЛАМВВ (фиг.2, 3) верхнюю 3 и нижнюю обшивки 4, профильную накладку передней кромки 7, лонжерон 8, основной носовой наплыв 12, дополнительный носовой наплыв 18, заполнитель дополнительного носового наплыва 19, заполнитель хвостовой секции 9, противофлаттерные грузы 13, дополнительные противофлаттерные грузы 20, законцовка 10, корневая нервюра 11, слой внешнего покрытия 14, вкладыш задней кромки 21. Методом фрезерования и сверления на станках с числовым программным управлением изготавливают пресс-формы 5 и 6 из модельных пластиков, лонжерон 8 из древесных материалов или других материалов, пригодных для фрезерования и имеющих соотношение плотностей легкого материала к тяжелому в пределах 1÷8, заполнители 9, 12, 19 из легких материалов и контрольные шаблоны.Using the proposed method, the main elements of LAMBA are made (Figs. 2, 3) of the upper 3 and
Для обеспечения в лопасти четырехкратного запаса прочности применяют высокопрочный эпоксидный стеклопластик в виде двух многослойных обшивок сложной формы, состоящих из переменного количества слоев. Слои обшивки вырезаются из стеклянной ткани, пропитанной связующим, например эпоксидной смолой. Пропитка ведется таким образом, чтобы вес связующего не превышал веса используемой стеклоткани. Укладкой ткани обеспечивается усиление толщины обшивок в диапазоне от 0,02 до 0,06 Влоп, где Влоп - средняя хорда лопасти, ширина зоны усиления - от 0,3 до 0,5 Влоп. При этом длина зоны усиления, расположенная на расстоянии от 10 до 50% по хорде профиля (на верхней и нижней обшивке), равна длине лопасти в районе установки лонжерона. Количество слоев в зоне носовой части, расположенной на расстоянии от 10 до 40% по хорде относится к количеству слоев в зоне хвостовой части, расположенной на расстоянии от 40 до 90% по хорде, и к количеству слоев ткани в зоне задней кромки в диапазоне от 10:2:3 до 15:2:3.To ensure a fourfold safety margin in the blades, high-strength epoxy fiberglass is used in the form of two multilayer sheaths of complex shape, consisting of a variable number of layers. The skin layers are cut out of a glass cloth impregnated with a binder, such as epoxy resin. The impregnation is carried out in such a way that the weight of the binder does not exceed the weight of the fiberglass used. Laying the fabric provides an increase in the thickness of the skin in the range from 0.02 to 0.06 V lop , where V lop is the middle chord of the blade, the width of the reinforcement zone is from 0.3 to 0.5 V lop . The length of the reinforcement zone, located at a distance of 10 to 50% along the chord of the profile (on the upper and lower casing), is equal to the length of the blade in the area of the spar installation. The number of layers in the area of the bow located at a distance of 10 to 40% in the chord refers to the number of layers in the area of the tail located at a distance of 40 to 90% in the chord and the number of layers of fabric in the area of the trailing edge in the range of 10 : 2: 3 to 15: 2: 3.
В зоне носовой части внешние слои обшивки укладываются со ступенькой, равной толщине клеевого слоя и толщине профильной накладки передней кромки.In the area of the bow, the outer layers of the casing are laid with a step equal to the thickness of the adhesive layer and the thickness of the profile lining of the leading edge.
Для повышения запаса прочности лопасти переднюю кромку усиливают профильной накладкой, которая закрывает на клеевом соединении стык верхней и нижней обшивок.To increase the margin of safety of the blade, the leading edge is reinforced with a profile patch that closes the joint of the upper and lower skins on the adhesive joint.
Схема раскроя и направление основы ткани каждого слоя обшивки и профильной накладки передней кромки определяется в зависимости от веса лопасти и скорости ее вращения. Слои ткани с направлением основы вдоль лопасти (0°) чередуются со слоями, где основа располагается под углом ±45°.The pattern of cutting and the direction of the fabric base of each skin layer and the profile lining of the leading edge is determined depending on the weight of the blade and its rotation speed. Layers of fabric with the direction of the base along the blade (0 °) alternate with layers where the base is at an angle of ± 45 °.
Сердечник лонжерона лопасти изготавливают из склеенных вдоль волокон отдельных реек, например высокопрочной древесины. Затем заготовку лонжерона склеивают с заготовкой вкладыша задней стенки 22, например пенопластового.The spar core of the blade is made of individual battens glued along the fibers, for example high-strength wood. Then the spar blank is glued to the blank of the insert of the
После полимеризации клея лонжерон фрезеруется на станке с ЧПУ, и в районе пенопластового вкладыша обклеивают необходимым количеством слоев стеклоткани, пропитанной эпоксидной смолой, образуя стеклопластиковую накладку задней стенки лонжерона 23, смещая положение которой можно регулировать положение оси жесткости.After adhesive polymerization, the spar is milled on a CNC machine, and in the area of the foam insert, they are glued with the required number of layers of fiberglass impregnated with epoxy resin, forming a fiberglass overlay of the rear wall of the
Для облегчения хвостовой секции 9 применяют заполнители из вспененного материала, например пенопластовые, с необходимым количеством, местом расположения и диаметром сквозных отверстий, в зависимости от заданной жесткости и веса лопасти (фиг.3).To facilitate the
Для обеспечения необходимого положения центра тяжести в профиле, равного 24-25% длины хорды, считая от передней кромки, в носик лопастей аэродинамической модели воздушного винта помещают противофлаттерные грузы 13 (фиг.3), а при удлинении хорды профиля дополнительные противофлаттерные грузы 20 (фиг.4), представляющие собой цилиндрические стержни, выполненные из металлов с различной плотностью, например медных, свинцовых и др. сплавов.To ensure the necessary position of the center of gravity in the profile, equal to 24-25% of the chord length, counting from the leading edge,
Для обеспечения необходимого статического момента в концевую часть лонжерона лопасти устанавливают балансировочные грузы 16, изготовленные в виде цилиндрических стержней с нарезанной внешней резьбой. Балансировочные грузы могут устанавливаться как горизонтально, вдоль оси центра тяжести лопасти, так и вертикально. Для принудительного ввода лопастей во флаттер заднюю кромку лопасти загружают провоцирующими флаттер грузами 17, представляющими собой металлические пластины, например стальные, шириной 0,08÷0,1 Влоп, длиной 0,8÷1 Влоп, различной толщины. Каждая из пластин закрепляется на задней кромке лопасти с помощью болтов, шайб и гаек. В каждой пластине просверлено необходимое количество отверстий под болты. Закрепление пластин может быть как с одной стороны лопасти, так и двух. Благодаря пластинам 17 можно искусственно смещать центр тяжести лопасти на 10÷15% вдоль хорды в сторону задней кромки.To provide the necessary static moment, balancing
В процессе аэродинамических испытаний профиль лопасти может быть подвергнут модернизации путем наращивания специальным полимерным покрытием 14, имеющим определенную жесткость, толщиной до 5% профиля или удалением этого покрытия до 2% толщины профиля (фиг.4).In the process of aerodynamic tests, the profile of the blade can be modernized by building a
В целях модернизации профиля лопасти изменяют положение центра тяжести лопасти путем изменения веса противофлаттерного груза. Для этого устанавливают на передней кромке дополнительный носовой наплыв 18, состоящий из дополнительных профильных носовых вкладышей 19 и дополнительных противофлаттерных грузов 20, либо переднюю и заднюю кромку обрезают на необходимую длину хорды с установкой вкладышей 21 на задней кромке (фиг.4). После этих операций в необходимых местах наносят дополнительное полимерное покрытие.In order to modernize the profile of the blade, the position of the center of gravity of the blade is changed by changing the weight of the antiflatter load. To do this, install on the front edge of the additional
При исследовании аэродинамических характеристик лопасти в зависимости от геометрической формы передняя или задняя кромка лопасти могут быть изменены путем удаления конструкционного материала, уменьшающего длину хорды на 20%, или добавлением конструкционного материала до 10%, увеличивая длину хорды в любом сечении лопасти (фиг.4).When studying the aerodynamic characteristics of the blade depending on the geometric shape, the leading or trailing edge of the blade can be changed by removing structural material that reduces the length of the chord by 20%, or by adding structural material to 10%, increasing the length of the chord in any section of the blade (figure 4) .
Таким образом, с помощью предложенного способа изготавливается лопасть аэродинамической модели воздушного винта для исследования аэродинамических характеристик, конструкция которой может быть модернизирована, за счет изменения веса противофлаттерного груза, изменения веса грузов, провоцирующих флаттер, веса слоя внешнего покрытия поверхности, а также изменения длины хорды и координат профиля в любом сечении, а также позволяющая управлять положением центра тяжести и положением оси жесткости. Это позволяет сократить сроки и стоимость изготовления лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов и повысить их прочность.Thus, using the proposed method, a blade of an aerodynamic model of a propeller is made to study the aerodynamic characteristics, the design of which can be modernized by changing the weight of the anti-flutter cargo, changing the weight of the cargo provoking flutter, the weight of the layer of the outer surface coating, as well as changing the chord length and coordinates of the profile in any section, as well as allowing you to control the position of the center of gravity and the position of the axis of stiffness. This reduces the time and cost of manufacturing the blades of aerodynamic models of propellers and increase their strength.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010133598/28A RU2444716C1 (en) | 2010-08-11 | 2010-08-11 | Propeller aerodynamic model vane and method of its fabrication |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010133598/28A RU2444716C1 (en) | 2010-08-11 | 2010-08-11 | Propeller aerodynamic model vane and method of its fabrication |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2444716C1 true RU2444716C1 (en) | 2012-03-10 |
Family
ID=46029133
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010133598/28A RU2444716C1 (en) | 2010-08-11 | 2010-08-11 | Propeller aerodynamic model vane and method of its fabrication |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2444716C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2536416C1 (en) * | 2013-05-24 | 2014-12-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Production of resilient-like aircraft models at nc machine tools |
| RU2537753C1 (en) * | 2013-08-28 | 2015-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Blade of aerodynamic model of airscrew and method of its fabrication |
| RU2578832C2 (en) * | 2014-07-24 | 2016-03-27 | Российская Федерация, в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Blade of aerodynamic model of propeller |
| RU2688603C1 (en) * | 2018-08-07 | 2019-05-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Blade and method of its production |
| RU2732637C2 (en) * | 2015-08-03 | 2020-09-21 | Мэйд Ин Спэйс, Инк. | Device and procedure for production and assembly of spaceship device in space |
| RU2751702C1 (en) * | 2020-06-22 | 2021-07-15 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Mold for making blade |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5041182A (en) * | 1989-09-20 | 1991-08-20 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Method of manufacturing composite material blade |
| SU1827982A1 (en) * | 1991-02-14 | 1995-05-20 | Ступинское конструкторское бюро машиностроения | Method for manufacturing all-plastic composite blades |
| RU2043953C1 (en) * | 1991-01-02 | 1995-09-20 | Вертолетный научно-технический комплекс им.Н.И.Камова | Method of manufacture of blades of varying contour over their length |
| RU2054358C1 (en) * | 1991-10-29 | 1996-02-20 | Акционерное общество "Савма" | Method of obtaining complex-shaped laminated articles by winding and the winding for its realization |
| FR2776263A1 (en) * | 1998-03-20 | 1999-09-24 | Eurocopter France | Helicopter rotor blade leading edge protection screening |
| RU2230004C1 (en) * | 2003-09-23 | 2004-06-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Method of manufacture of blade from composite material |
-
2010
- 2010-08-11 RU RU2010133598/28A patent/RU2444716C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5041182A (en) * | 1989-09-20 | 1991-08-20 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Method of manufacturing composite material blade |
| RU2043953C1 (en) * | 1991-01-02 | 1995-09-20 | Вертолетный научно-технический комплекс им.Н.И.Камова | Method of manufacture of blades of varying contour over their length |
| SU1827982A1 (en) * | 1991-02-14 | 1995-05-20 | Ступинское конструкторское бюро машиностроения | Method for manufacturing all-plastic composite blades |
| RU2054358C1 (en) * | 1991-10-29 | 1996-02-20 | Акционерное общество "Савма" | Method of obtaining complex-shaped laminated articles by winding and the winding for its realization |
| FR2776263A1 (en) * | 1998-03-20 | 1999-09-24 | Eurocopter France | Helicopter rotor blade leading edge protection screening |
| RU2230004C1 (en) * | 2003-09-23 | 2004-06-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Method of manufacture of blade from composite material |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2536416C1 (en) * | 2013-05-24 | 2014-12-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Production of resilient-like aircraft models at nc machine tools |
| RU2537753C1 (en) * | 2013-08-28 | 2015-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Blade of aerodynamic model of airscrew and method of its fabrication |
| RU2578832C2 (en) * | 2014-07-24 | 2016-03-27 | Российская Федерация, в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Blade of aerodynamic model of propeller |
| RU2732637C2 (en) * | 2015-08-03 | 2020-09-21 | Мэйд Ин Спэйс, Инк. | Device and procedure for production and assembly of spaceship device in space |
| US10899477B2 (en) | 2015-08-03 | 2021-01-26 | Made In Space, Inc. | In-space manufacturing and assembly of spacecraft device and techniques |
| RU2688603C1 (en) * | 2018-08-07 | 2019-05-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Blade and method of its production |
| RU2751702C1 (en) * | 2020-06-22 | 2021-07-15 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Mold for making blade |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2444716C1 (en) | Propeller aerodynamic model vane and method of its fabrication | |
| US11097507B2 (en) | Foam stiffened structure and method of making the same | |
| EP1808598B1 (en) | Structural beam for a wind generator blade and production method thereof | |
| EP2619086B1 (en) | Composite rotor blade having weighted material for mass balancing | |
| US3321019A (en) | Fiberglass blade | |
| CA2831084C (en) | Method of repairing, splicing, joining, machining, and stabilizing honeycomb core using pourable structural foam and a structure incorporating the same | |
| US9499253B1 (en) | Composite rotor blade for a reaction drive rotorcraft | |
| CA2831088C (en) | Method of repairing, splicing, joining, machining, and stabilizing honeycomb core using pourable structural foam and a structure incorporating the same | |
| EP3159259B1 (en) | Leading edge with laminar flow control and manufacturing method thereof | |
| JP2022538402A (en) | One-piece pultruded composite profile and method for manufacturing same | |
| RU2541574C1 (en) | Helicopter rotor and production of rotor from composites | |
| CN109098929A (en) | The associated method of wind turbine blade and manufacture with hybrid spar caps | |
| EP2727697B1 (en) | Method of stabilizing honeycomb core using pourable structural foam | |
| CN103085286A (en) | Methods Of Manufacturing Rotor Blade Tooling Structures For Wind Turbines | |
| RU2684999C1 (en) | Method of manufacturing a propeller blade filling body and a propeller blade filling body comprising at least one cellular system with closed cells | |
| RU2688603C1 (en) | Blade and method of its production | |
| CN103089537A (en) | Method of manufacturing tooling structure | |
| RU2537753C1 (en) | Blade of aerodynamic model of airscrew and method of its fabrication | |
| US3455757A (en) | Method of making moldable members | |
| CA2831103C (en) | Method of repairing, splicing, joining, machining, and stabilizing honeycomb core using pourable structural foam and a structure incorporating the same | |
| RU2652545C1 (en) | Blade spar of aerodynamic model of propeller and method of its manufacture | |
| RU2767574C1 (en) | Multi-circuit propeller blade | |
| Falasco et al. | H‐76B Fantail™ Demonstrator Composite Fan Blade Fabrication | |
| Mainz et al. | FTK rotor blades: design, manufacturing and testing | |
| CN117656531A (en) | Helicopter composite material blade forming device and method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130812 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20150610 |